Aerodynamische Grenzschichtuntersuchungen an einem Windturbinenblatt im Feldversuch

URN urn:nbn:de:gbv:705-opus-32204
URL
Dokumentart: Dissertation
Institut: Institut für Mechanik
Fakultät: Fakultät Maschinenbau
Hauptberichter: Prof. Dr.-Ing. Michael Breuer
Sprache: Deutsch
Tag der mündlichen Prüfung: 09.02.2018
Erstellungsjahr: 2018
Publikationsdatum:
SWD-Schlagwörter: Messung , Windkraftwerk , Grenzschicht
Freie Schlagwörter (Deutsch): Transition , HeißfilmFür die aerodynamische Auslegung von Blattprofilen für Windkraftanlagen erfolgt die Bestimmung wichtiger Kenngrößen wie Auftriebs
Freie Schlagwörter (Englisch): -
DDC-Sachgruppe: Ingenieurwissenschaften

Kurzfassung auf Deutsch:

Für die aerodynamische Auslegung von Blattprofilen für Windkraftanlagen erfolgt die Bestimmung wichtiger Kenngrößen wie Auftriebs- und Widerstandswert in der Regel mit vereinfachten und empirischen Methoden. Ein Ziel ist die Minimierung des Widerstands-beiwertes, um die Energieausbeute der Anlage zu erhöhen. Die Größe des Widerstands-beiwertes hängt wesentlich vom Zustand der Grenzschicht am Blattprofil ab. Die am Blattprofil vorhandene Grenzschicht kann in einer gewissen Profiltiefe in eine turbulente Grenzschicht umschlagen. Dieser als Transition bezeichnete Prozess kann nach unterschiedlichen Mechanismen ablaufen. Aus ausführlichen experimentellen Untersuchungen an Segelflugzeugen ist bekannt, dass durch eine gezielte Profiloptimierung der Transitionspunkt zu höheren Profiltiefen verschoben wird und der Widerstandsbeiwert so verringert werden kann. Dazu sind detaillierte Kenntnisse der Grenzschicht am Profil sowie des stattfindenden Transitionsmechanismus notwendig. Ziel der vorliegenden Arbeit ist es, ein den Freiflugversuchen entsprechenden Versuchsaufbau zur Untersuchung der Grenzschicht an einem Blattprofil einer Windkraftanlage im Freifeld zu entwickeln und aufzubauen. Durch die experimentelle Untersuchung im Freifeld können die Rotationsbewegung des Blattes sowie die instationäre, atmosphärische Anströmung berücksichtigt werden. Die durch die Anströmung der Grenzschicht aufgeprägte Turbulenz hat einen wesentlichen Einfluss auf den Transitionsprozess. Zur Untersuchung der Grenzschicht und dort vorhandener Störungen wird an dem Blattprofil in der Rotormitte an der Blattoberseite ein Heißfilm angebracht. Des Weiteren befinden sich ein Prandtl-Rohr zur Bestimmung der Anströmgeschwindigkeit sowie Druckmessbohrungen zur Bestimmung des Druckverlaufes am Profil. Die Auswertung der Heißfilmmessungen, den Zeitreihen und der daraus erstellten spektralen Auswertung, ermöglicht den Grenzschichtzustand, laminar, transitionell oder turbulent zu bestimmen. Die so bestimmten Grenzschichtzustände konnten durch eine statistische Betrachtung bestätigt werden. Des Weiteren kann die Art des Transitionsmechanismus bestimmt werden. Im Gegensatz zu den Freiflugversuchen an Segelflugzeugen gibt es keine Anzeichen für das Vorhandensein von Tollmien-Schlichting-Wellen, die einen möglichen Transitionsmechanismus darstellen und die eine charakteristische sinusförmige Struktur besitzen. Die Transition findet wohl nach einem Bypass-Mechanismus statt, der bei höheren Turbulenzgraden auftritt. Bei der Druckmessung tritt ein signifikanter Messfehler auf, der trotz einer ausführlichen Fehlerbetrachtung nur geringfügig korrigiert werden kann. Es wird gezeigt, wie aus den korrigierten Drücken Druckverläufe bestimmt werden können, um einen effektiven Anstellwinkel für die Simulationsrechnung zu bestimmen. Die experimentelle Untersuchung wird durch zweidimensionale Simulationsrechnungen mit der Software FLOWer ergänzt. Die in FLOWer integrierte Stabilitätsanalyse ermöglicht die Untersuchung der in der Grenzschicht vorhandenen Störungen wie z.B. Tollmien-Schlichting-Wellen. Die Ergebnisse der Simulationsrechnung unterstützen die gemachten Aussagen zum Grenzschichtzustand und dem Transitionsmechanismus.

Kurzfassung auf Englisch:

In order to design blade profiles for wind turbines crucial parameters like the lift and drag coefficients are determined by using simplified and empiric methods. As the drag coefficient and the energy yield strongly depends on the behaviour of the boundary layer a detailed knowledge is essential. Caused by disturbances in the boundary layer a transition process from a laminar to a turbulent boundary layer occurs at a certain profile depth. This transition process follows different scenarios. In-flight measurements at air planes show that a reduced drag coefficient is offered by blades with an extended laminar zone. The scope of the presented PhD thesis is the development of a similar experimental set-up to the in-flight measurements to investigate rotor blade boundary layer under real operating conditions, allowing the consideration of the rotation of the blade and the unsteady behaviour of the inflow. The transition scenario is strongly influenced by the turbulence, which is induced by the inflow. In order to investigate the boundary layer the blade is equipped midspan at the upper side with a hot-film. Additionally, a Pitot tube and pressures tubes are installed at the blade in order to determine the inflow velocity and the pressure distribution at the blade. By analysing the hot film measurements, time signals and the calculated energy spectra, the boundary layer state is determined. These determined boundary layer states are verified by a statistical approach. Compared to the in-flight measurements no indication of the existence of Tollmien-Schlichting waves are found. These waves occur during a possible transition scenario and are characterized by typical sinusoidal structures. The transition process probably follows a bypass scenario, which occurs in general in case of higher inflow turbulence intensities. A significant measurement error within the pressure sensors occured during the measurement campaign. The possible sources of this error are considered and slight corrections of the measurement error are possible. It is shown, how the corrected pressure values are used to estimate the pressure distribution at the blade profile in order to define an effective angle of attack for CFD calculations. The experimental investigation is completed by two-dimensional calculations with the CFD code FLOWer. A stability analysis, which allows consideration of boundary layer disturbances like Tollmien-Schlichting waves, is included in the CFD code. The results of these CFD calculations support the conclusions for the observed boundary layer states and the transition scenario during the measurement campaign.

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